4飛機性能估算

1、飛機總體設(shè)計,飛行器工程學(xué)院王琦 教授,1,第四章 飛機性能估算,4.1 重心的定位與調(diào)整4.2 飛機性能估算,2,4.1 重心定位與調(diào)整,根據(jù)各部件重心到重心基準（任意參考點）的距離，可計算出力矩；該力矩的總和除以總重，就可確定出實際的重心（CG）位置,3,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算*機翼,平直翼,后掠或三角翼,*這部分數(shù)據(jù)取自南京航空航空大學(xué)《飛機總體設(shè)計》課件、《民用噴氣飛機設(shè)計》及P.7所列之表，

2、而不同的參考資料中的數(shù)據(jù)會有一定的差異,4,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)）平尾／鴨翼／垂尾: 40%MAC * 注意三種翼面包含范圍的不同取法,5,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)）機身噴氣運輸機：發(fā)動機安裝在機翼上：　0.42 ~ 0.45機身長發(fā)動機安裝在機身后部：0.47 ~ 0.50機身長戰(zhàn)斗機：發(fā)動機安裝在機身內(nèi)：　0.45機身長螺漿單發(fā)拉力式:　0.32

3、~ 0.35機身長推進式: 0.45 ~ 0.48機身長螺漿雙發(fā)：拉力式:　0.38 ~ 0.40機身長推進式: 0.45 ~ 0.48機身長,6,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)）起落架如果起落架支柱詳細位置還未確定，可以取飛機重心；如果幾何尺寸已知的話，取在機輪的中心處短艙從短艙頭部算起40%的短艙長度動力裝置由發(fā)動機重心位置來確定,7,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)

4、）燃油根據(jù)油箱布置的位置、油箱的體積和燃油重量確定 有效載荷（乘客和行李、 貨物或武器）根據(jù)有效載荷的布置確定空機其余部分40~50%機身長,8,4.1 重心定位與調(diào)整,飛機重心位置一般用其與機翼平均氣動弦（MAC）之比來表示 xA—機翼MAC的前緣點到重心定位參考坐標系原點的距離 bA—機翼MAC的長度 不同類型飛機的大致范圍對直機翼 0.20~0.25

5、后掠角30°~40 ° 0.26~0.30后掠角40°~50 ° 0.30~0.34小展弦比三角翼 0.32~0.36,9,4.1 重心定位與調(diào)整,重心隨飛機燃油的消耗和武器的投放而變化。根據(jù)飛機穩(wěn)定性和操縱性分析，規(guī)定重心限制范圍。為了確定飛機重心是否保持在該范圍之內(nèi)，要繪制“重心包線” 機動性高的飛機的重心 位置變化范圍應(yīng)盡量小， 通常小于8

6、%MAC； 機動性低的飛機的變化 范圍可大一些，通常達 到20%MAC左右,10,4.1 重心定位與調(diào)整,總體布置時調(diào)整重心的主要措施移動重量較重的飛機固定裝載移動發(fā)動機位置移動機翼前后位置更改機身長度其他調(diào)整重心措施,11,4.2 飛機性能估算,飛機性能及飛行包線計算 在方案論證階段，要進行飛行性能的估算，以確定其是否滿足戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標和任務(wù)特性的要求。這些性能指標包括：飛行包線，機動性能，巡航性

7、能，起飛、著陸性能和任務(wù)剖面等。,12,飛行包線飛行包線是指飛機能自由飛行的高度和速度范圍，通常是由飛機的任務(wù)特性決定的。飛行包線通常由左邊界的最小速度、右邊界的最大速度和最大動壓，以及上邊界的最大飛行高度組成。一般與飛機氣動特性、動力裝置推力及其使用特性、飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和熱載荷設(shè)計等因素有關(guān)。,4.2 飛機性能估算,13,1.右邊界最大速度限制 最大速度限制通常取下列速度的最小值：（1）發(fā)動機推力最

8、大時可達到的最大平飛速度；（2）結(jié)構(gòu)強度所能承受的最大動壓載荷所對應(yīng)的速度；（3）由抖振或顫振特性限制的最大速度；（4）由飛機安定性、操縱性下降所限制的最大速度；（5）由氣動加熱限制的最大速度。,4.2 飛機性能估算,14,2.左邊界最小速度限制 最小速度限制通常取下列速度中的最大值： （1）在給定構(gòu)型、重量和重心條件下，由最大配平使用升力系數(shù)決定的速度——平飛失速速度；（2）發(fā)生非指令性俯仰或偏航時

9、的速度；（3）出現(xiàn)難以忍受的抖振或結(jié)構(gòu)振動時的速度；（4）由發(fā)動機推力（功率）限制的最小速度；（5）由發(fā)動機使用特性限制的最小速度。,4.2 飛機性能估算,15,3.最小機動速度 在飛行高度、速度范圍內(nèi)，完成規(guī)定的作戰(zhàn)或訓(xùn)練機動任務(wù)的最小使用速度。,—最大配平升力系數(shù)；—失速速度；—飛機重量。,4.2 飛機性能估算,16,4.2 飛機性能估算,17,4.上邊界高度限制飛機的高度限制通常指升限，分為理

10、論升限和實用升限，取決于動力裝置推力特性、使用狀態(tài)、飛機氣動和重量特性。,4.2 飛機性能估算,18,平飛需用推力（功率）和最大平飛速度1.平飛需用推力（1）計算公式 飛機平飛需用推力可用飛機阻力來計算：,4.2 飛機性能估算,19,—速壓，Pa;—機翼參考面積，m2；—基準高度、基本構(gòu)型的零升阻力系數(shù)；—升致阻力因子；—阻力系數(shù)的高度（或雷諾數(shù)）修正量；—外掛阻力系數(shù)增量；—飛機升力系數(shù)。,4.2 飛機

11、性能估算,20,4.2 飛機性能估算,21,（2）計算方法 由于飛行高度、速度變化時，飛機各部件的飛行雷諾數(shù)在變化，因此氣動數(shù)據(jù)也會變化。可以編制程序，計算出給定飛行高度下，飛機需用推力隨速度變化的關(guān)系曲線。,4.2 飛機性能估算,22,—需用功率，W；—速度，km/h；—升阻比。,,4.2 飛機性能估算,2.需用功率 一般針對以活塞發(fā)動機-螺旋槳或者渦輪發(fā)動機-槳葉為動力的飛機。（1）計

12、算公式,23,3.最大平飛速度以飛行高度為參變量，繪制動力裝置平飛需用推力（功率）和可用推力（功率）隨速度（或Ma數(shù)）的關(guān)系曲線，其右側(cè)的交點一般為飛機最大平飛速度，其左側(cè)的交點一般為飛機最小平飛速度。如前所述，飛機的最大平飛速度和最小平飛速度還要受到其他因素的限制。,4.2 飛機性能估算,24,升限計算1.定義（1）理論升限 在給定飛機重量和發(fā)動機狀態(tài)下，飛機能保持等速直線飛行的最大速度，即飛機爬升率等于

13、零時的飛行高度。（2）實用升限 在給定飛機重量和發(fā)動機狀態(tài)下，對于軍用飛機，亞聲速飛機爬升率為0.5m/s的飛行高度，超聲速飛行爬升率等于5m/s時的飛行高度。,4.2 飛機性能估算,25,2.升限的工程計算（1）計算公式,計算升限高度上的大氣壓力。根據(jù)由此式計算得到的值查國際標準大氣表得到計算升限。,4.2 飛機性能估算,26,在小迎角（CL≤0.3）時升致阻力系數(shù)A只與馬赫數(shù)有關(guān)，可由飛機爬升角為θ的條件

14、計算升力系數(shù)。,4.2 飛機性能估算,27,如果在計算的升限下，飛機升力系數(shù)比較大（CL>0.3），升致阻力系數(shù)A與馬赫數(shù)和CL有關(guān)，可由下式計算阻力系數(shù)，并由極曲線計算升力系數(shù)。,4.2 飛機性能估算,28,（2）計算方法1）給定升限計算的重量（按戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標的規(guī)定，如無可取剩油30%），給定發(fā)動機狀態(tài)，按升限的定義確Vy,max，給定一系列計算速度。2）假定一個升限，計算或查表得到CD,0，A，CD,c，CD,Re，C

15、F。代入前述公式可求得CL值。3）代入氣壓計算式可得PH，查國際標準大氣表可得升限高度值。4）重復(fù)前述2~3的過程，直到兩次計算得到的升限高度值接近。,4.2 飛機性能估算,29,將各種速度下的升限畫在飛行包線圖上，就可得到飛行包線的上邊界。,4.2 飛機性能估算,30,機動性能計算飛機的機動性能是指飛機在一定時間內(nèi)改變其高度、速度和飛行方向的能力，是反映飛機作戰(zhàn)能力的重要性能。飛機的機動性能包括：爬升性能、水平加（減）速、

16、盤旋和特技性能等。為了便于對比，常把50%機內(nèi)燃油的飛機重量作為計算重量。,4.2 飛機性能估算,31,水平加（減）速性能計算 反映飛機在水平面內(nèi)改變其直線飛行速度的能力。從一個速度加（減）速到另一個速度所需時間稱為加（減）速時間，所經(jīng)過的水平距離稱為加（減）速前進距離。,4.2 飛機性能估算,32,通常（α+φ）是小量，因此有關(guān)公式可簡化為,為燃油消耗量，kg為單位小時的耗油量，kg/h,4.2 飛機性能

17、估算,（1）計算公式,33,將有關(guān)公式寫成差分形式，可得到加（減）速時間，前進距離和耗油量的計算式：,（2）計算方法 由于飛機加速過程一般不是均勻的，因此要分段，假設(shè)各段的加速度是常值，采用數(shù)值方法分段計算。,4.2 飛機性能估算,34,盤旋性能計算飛機在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向的一種曲線運動稱為盤旋。包括定常盤旋和非定常盤旋。定常盤旋指飛行速度、發(fā)動機狀態(tài)、迎角和滾轉(zhuǎn)角不隨時間變化的盤旋運動。非定常盤旋指飛

18、行速度、迎角和滾轉(zhuǎn)角中至少有一個隨時間變化的盤旋運動。,4.2 飛機性能估算,35,1.定常盤旋性能計算（1）計算公式盤旋半徑,4.2 飛機性能估算,36,盤旋一周的時間盤旋角速度盤旋過載,4.2 飛機性能估算,式中：盤旋狀態(tài)飛機升力系數(shù)平飛升力系數(shù),37,（2）計算方法給定計算高度、計算Ma數(shù)和飛機重量，根據(jù)上式、飛機氣動特性及動力裝置特性計算CL,pf和CF。當在小升力系數(shù)范圍（CL≤0.3），可由上

19、式計算CL ；反之可根據(jù)下式計算CD ，然后由飛機極曲線計算CL值。由前述公式計算盤旋過載、盤旋時間、盤旋半徑和盤旋角速度。,4.2 飛機性能估算,38,2.非定常盤旋性能計算 非定常盤旋指飛行速度、迎角和滾轉(zhuǎn)角中至少有一個隨時間變化的盤旋運動。 非定常盤旋常用于飛機機動作戰(zhàn)，目的是以盡可能短的時間改變飛機航向，并從較大的速度下降到較小的速度，以獲得盡可能大的轉(zhuǎn)彎角速度，而保持高度不變。,4

20、.2 飛機性能估算,39,式中：—飛機滾轉(zhuǎn)角；—轉(zhuǎn)彎角（rad）,4.2 飛機性能估算,（1）計算公式,40,（2）計算方法給定計算高度、計算重量和起始計算速度，以時間為自變量進行數(shù)值積分。在作非定常盤旋時，可能使用的盤旋過載值如下：,①以規(guī)定的坡度盤旋：②以抖動升力系數(shù)盤旋：③以失速升力系數(shù)盤旋： ④以結(jié)構(gòu)強度限制的過載盤旋：,4.2 飛機性能估算,41,3.瞬時盤旋角速度 “拐角速度”，它是飛機能達

21、到的最大盤旋角速度,4.2 飛機性能估算,42,爬升性能計算爬升性能的主要指標是給定高度下的：最大爬升率、爬升航跡角、爬升時間、爬升所經(jīng)過的水平距離和所消耗的燃油量。影響爬升性能的主要因素是飛機的剩余推力和爬升方式。1.等速爬升 爬升過程中飛行速度不變。多用于任務(wù)剖面爬升或升限爬升，通常在上升率最大的有利爬升速度下進行。,4.2 飛機性能估算,43,（1）計算公式（2）計算方法爬升率爬升時間爬升

22、角爬升水平距離燃油消耗,4.2 飛機性能估算,44,2.加速爬升 除爬升率用下式，及增加速度增量公式外，其它公式仍適用。,4.2 飛機性能估算,45,續(xù)航性能計算 續(xù)航性能指飛機持續(xù)航行的能力，包括航程和續(xù)航時間。,4.2 飛機性能估算,46,航程計算1.定義技術(shù)航程：飛機沿預(yù)定航線，耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離（拋掉空副油箱）。使用航程：飛機沿預(yù)定航線，并留有規(guī)定的著陸余油所能達

23、到的水平距離（拋掉空副油箱）。轉(zhuǎn)場航程：飛機耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離（不拋掉空副油箱）。,4.2 飛機性能估算,47,2.航程工程計算（1）計算公式航程由爬升段、巡航段和下滑段組成：L=lps+lpf+lxh其中爬升段和下滑段約占飛機總航程的10%左右。計算等高、等速飛行的航程時，巡航段航程表示為,4.2 飛機性能估算,48,式中：—巡航段可用燃油量,kg—平均公里耗油量，kg/km發(fā)動機耗油率（單位時間和單

24、位推力所消耗的燃油量），[kg/(N·h)]—推力有效系數(shù)—進氣道引起的推力損失系數(shù)—尾噴管引起的推力損失或增益系數(shù),4.2 飛機性能估算,49,（2）計算方法①確定可用燃油量 為飛機總可用燃油量減去起飛前地面試車、起飛、爬升和末端的下滑、著陸的用油量，并考慮規(guī)定的著陸余油。②計算飛行阻力—需用推力 根據(jù)給定的巡航高度、巡航速度以及飛機外掛狀態(tài)、氣動力特性，飛機的巡航需用推力如下式：式

25、中：,巡航段的平均飛行重量飛機升力系數(shù),4.2 飛機性能估算,50,③確定耗油率發(fā)動機耗油率是飛行高度、速度和發(fā)動機轉(zhuǎn)速的函數(shù)。如圖所示。圖中的F是沒有經(jīng)過安裝修正的發(fā)動機凈推力。根據(jù)上面計算的凈推力和推力有效系數(shù)，可得發(fā)動機毛推力，然后可以在圖上查得耗油率。,4.2 飛機性能估算,51,續(xù)航時間計算 續(xù)航時間指飛機從起飛爬升到安全高度起，至下滑到著陸航線高度止所經(jīng)過的飛行時間。續(xù)航時間計算與航程計算一樣

26、，其巡航段飛行時間為：,4.2 飛機性能估算,52,最大航程和最大續(xù)航時間,4.2 飛機性能估算,53,起飛、著陸性能計算起飛性能計算1.起飛速度計算 飛機離地速度與起飛重量、飛機重心和起飛迎角有關(guān)，通常受飛機失速速度、擦尾角、飛行員視界、起飛重心位置的限制。受失速速度限制的離地速度,4.2 飛機性能估算,54,式中：失速速度，km/h起飛迎角，（°）最大升力系數(shù)由擦尾角或飛行員視界限

27、制離地時的的升力系數(shù),受擦尾角、飛行員視界限制的離地速度,4.2 飛機性能估算,55,2.起飛滑跑距離計算起飛滑跑分為三輪滑跑和抬前輪后的兩輪滑跑兩個階段。第一階段假定從靜止開始加速到起飛離地速度，滑跑距離為式中：,摩擦系數(shù)f=0.03~0.05三輪滑跑升力系數(shù)動力裝置推力，取70%離地速度時的值,4.2 飛機性能估算,56,第二階段假定以離地速度滑跑3s，則總滑跑距離為,4.2 飛機性能估算,57,著